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公开(公告)号：CN110697070A
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201910989586.1
申请日：2019-10-17
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 朱广生 , 杨依峰 , 王锁柱 , 李晓轩 , 刘文伶 , 陈刚 , 王永海 , 水涌涛 , 胥继斌 , 许晓斌 , 陈星 , 段毅 , 苏伟 , 张立坤 , 薛普 , 叶瑞 , 范孝华 , 郭鹏 , 李思怡 , 陈浩 , 吴乔 , 张衷之 , 童伟 , 严东升 , 张昱煜 , 李强 , 李漫红 , 王立研
IPC: B64F5/00
Abstract: 一种面对称布局飞行器研制的新型升力体标准模型设计方法，针对现有技术中，HSCM系列标模对于新型面对称高升力气动布局低静稳定裕度、纵向与横航向气动特性差异显著等特点缺乏考虑，在不同风洞试验中，试验数据之间散差较大和横航向数据测量精度较低的问题，通过采用新的标准模型设计原则，采用参数化设计出可长期用于风洞试验的新型升力体标模，可满足地面模拟设备和测试技术的考核要求。
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公开(公告)号：CN110697070B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN201910989586.1
申请日：2019-10-17
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 朱广生 , 杨依峰 , 王锁柱 , 李晓轩 , 刘文伶 , 陈刚 , 王永海 , 水涌涛 , 胥继斌 , 许晓斌 , 陈星 , 段毅 , 苏伟 , 张立坤 , 薛普 , 叶瑞 , 范孝华 , 郭鹏 , 李思怡 , 陈浩 , 吴乔 , 张衷之 , 童伟 , 严东升 , 张昱煜 , 李强 , 李漫红 , 王立研
IPC: B64F5/00
Abstract: 一种面对称布局飞行器研制的新型升力体标准模型设计方法，针对现有技术中，HSCM系列标模对于新型面对称高升力气动布局低静稳定裕度、纵向与横航向气动特性差异显著等特点缺乏考虑，在不同风洞试验中，试验数据之间散差较大和横航向数据测量精度较低的问题，通过采用新的标准模型设计原则，采用参数化设计出可长期用于风洞试验的新型升力体标模，可满足地面模拟设备和测试技术的考核要求。
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公开(公告)号：CN105550383B
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201410594582.0
申请日：2014-10-29
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明属于临近空间飞行器技术领域，具体涉及一种非定常气动力测量试验系统的设计方法。包括如下步骤：确定最大可用缩比尺度；建立试验状态的非定常气动特性预示分析模型，获得试验状态的非定常气动特性的预示结果，初步确定试验测量系统的有效频率范围；开展缩比模型设计；开展天平设计；开展支撑系统设计；开展测量系统设计；建立测量系统机械部分的数值分析模型，开展试验系统的动特性预分析，初步确定测量系统的动态响应特性，判断所关心频率范围内的预示测量偏差是否试验要求。本发明是基于动态测量原理的非定常气动力测量试验系统的设计方法，能够较好的完成非定常气动力测量试验系统的设计，完成非定常气动力的测量。
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公开(公告)号：CN107031812B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201710203097.X
申请日：2017-03-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种满足高超声速大攻角横侧向控制的气动布局设计方法，气动部件处于迎风面，在高超声速大攻角状态可大幅提升飞行器侧向稳定性，同时有效降低飞行器自身滚转稳定性，利于横侧向稳定匹配控制，适应临近空间高超声速长距离飞行需求；由于气动部件为固定部件，无舵轴设计问题，为此有效降低了防隔热设计难度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107933951A
公开(公告)日：2018-04-20
申请号：CN201711117142.6
申请日：2017-11-13
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法，该方法包括下列步骤：(1)、采用气动辨识的方法，计算飞行器飞行全程每一个飞行时刻对应的飞行器轴向力系数CA_辨识；(2)、根据飞行器的气动数据表，计算得到飞行器飞行全程每个飞行时刻波阻Cap_计算；(3)、将飞行器飞行全程每个飞行时刻飞行器轴向力系数CA_辨识与波阻Cap_计算相减，得到飞行器飞行全程的摩阻Caf_辨识变化曲线；(4)、以摩阻曲线中极小值点为界将摩阻曲线分成两段，并将每段摩阻曲线分成多个子区间，计算每个子区间内的摩阻变化量ΔCaf_辨识；(5)、找出对ΔCaf_辨识影响最大的因素，如果是流态变化引起的摩阻变化量ΔCaf-tran对ΔCaf_辨识占主导，则可判定飞行器表面流态发生了变化，即出现从层流到湍流的转捩。
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公开(公告)号：CN107933951B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201711117142.6
申请日：2017-11-13
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法，该方法包括下列步骤：(1)、采用气动辨识的方法，计算飞行器飞行全程每一个飞行时刻对应的飞行器轴向力系数CA_辨识；(2)、根据飞行器的气动数据表，计算得到飞行器飞行全程每个飞行时刻波阻Cap_计算；(3)、将飞行器飞行全程每个飞行时刻飞行器轴向力系数CA_辨识与波阻Cap_计算相减，得到飞行器飞行全程的摩阻Caf_辨识变化曲线；(4)、以摩阻曲线中极小值点为界将摩阻曲线分成两段，并将每段摩阻曲线分成多个子区间，计算每个子区间内的摩阻变化量ΔCaf_辨识；(5)、找出对ΔCaf_辨识影响最大的因素，如果是流态变化引起的摩阻变化量ΔCaf‑tran对ΔCaf_辨识占主导，则可判定飞行器表面流态发生了变化，即出现从层流到湍流的转捩。
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公开(公告)号：CN109538416A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201811276416.0
申请日：2018-10-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F03D9/11
Abstract: 本发明公开了一种基于椭圆截面杆涡激振动特性的风力发电装置，其特征在于，所述风力发电装置包括底座、风能捕获装置、支撑风能捕获装置的弹性支撑杆、所述弹性支撑杆表面安装柔性压电材料，所述弹性支撑杆与底座连接处安装转动装置，使弹性支撑杆在底座上进行[-90°,90°]转动。该装置相比于圆形截面杆能更有效地捕获风能，可以根据使用需求实现振动状态的快速调节，并利用压电材料将能量最终转化为电能。
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公开(公告)号：CN107031812A
公开(公告)日：2017-08-11
申请号：CN201710203097.X
申请日：2017-03-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: B64C1/0009 , B64C5/06
Abstract: 本发明公开了一种满足高超声速大攻角横侧向控制的气动布局设计方法，气动部件处于迎风面，在高超声速大攻角状态可大幅提升飞行器侧向稳定性，同时有效降低飞行器自身滚转稳定性，利于横侧向稳定匹配控制，适应临近空间高超声速长距离飞行需求；由于气动部件为固定部件，无舵轴设计问题，为此有效降低了防隔热设计难度。
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公开(公告)号：CN105550383A
公开(公告)日：2016-05-04
申请号：CN201410594582.0
申请日：2014-10-29
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明属于临近空间飞行器技术领域，具体涉及一种非定常气动力测量试验系统的设计方法。包括如下步骤：确定最大可用缩比尺度；建立试验状态的非定常气动特性预示分析模型，获得试验状态的非定常气动特性的预示结果，初步确定试验测量系统的有效频率范围；开展缩比模型设计；开展天平设计；开展支撑系统设计；开展测量系统设计；建立测量系统机械部分的数值分析模型，开展试验系统的动特性预分析，初步确定测量系统的动态响应特性，判断所关心频率范围内的预示测量偏差是否试验要求。本发明是基于动态测量原理的非定常气动力测量试验系统的设计方法，能够较好的完成非定常气动力测量试验系统的设计，完成非定常气动力的测量。
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